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针对有板式挠性附件的航天器,根据几何变形约束法引入有限元方法,用Lagrange方程建立系统的刚柔耦合一次近似动力学方程组。在动力学方程中获得了与大范围刚体运动有关的动力刚度项。仿真结果表明,在柔性体大范围运动时动力刚度项的影响较大,忽略动力刚度项的传统动力学建模方法会给出错误结论。 相似文献
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带挠性附件的航天器系统动力学特性研究 总被引:2,自引:2,他引:2
本文研究了带挠性附件的航天器系统动力学特性。带挠性附件的航天器系统建模为刚性主体带挠性附件(挠性附件的末端带有刚性质量),根据拟坐标下的Lagrange定理建立了主刚体姿态运动与挠性附件振动相互耦合的动力学状态方程。针对一类带挠性附件的航天器系统编制了有关计算软件,利用该软件以SCOLE模型(SCOLE是SpacecraftControlLaborato-ryExperiment的缩写,其系统构形可参见文献[2][3])为例进行动力学分析,我们得到了与NASA有关报告几乎完全一样的结果。本项研究为一类带挠性附件的航天器控制系统设计提供了一种合适的动力学理论模型。 相似文献
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航天器附件展开动力学仿真 总被引:2,自引:0,他引:2
用Newton-Euler法建立了中心刚体带挠性附件的航天器动力学方程, 进行挠性附件展开的动力学仿真,研究附件展开对主体姿态的影响。当航天器 附件展开机构失效时,利用航天器姿态抖动来帮助展开附件。本文用ADAMS软 件建立了航天器的虚拟物理模型,用ADAMS和Matlab/Simulink联合仿真了航 天器姿态抖动过程。仿真结果表明此方法是有效的。 相似文献
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为解决复杂的挠性航天器的姿轨控制问题,对于挠性航天器的姿轨耦合动力学建模与控制展开研究。基于对偶四元数原理,推导给出一套挠性航天器的姿轨一体化动力学模型。此种模型能够紧凑描述航天器的轨道和姿态,且能够自动引入航天器平动、转动与挠性附件振动三者之间的关联耦合作用。基于此模型设计了一种自适应位置姿态跟踪控制器,该控制器能够在航天器质量特性参数未知的情况下,对其位置和姿态进行轨迹跟踪控制,并使位置和姿态误差收敛。该自适应控制器还可对航天器上挠性附件对系统的耦合作用进行估计,进而在控制输出中对其进行补偿,提高卫星控制系统的稳定性。通过仿真对控制律进行校验,结果表明该控制律对挠性航天器控制效果良好,具有一定的工程应用参考价值。 相似文献
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航天器薄壳柔性附件展开耦合行为特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究大范围运动柔性附件几何非线性和耦合效应与中心刚体的精确动力学行为,以薄壳结构柔性附件为研究对象,引入非线性应变和位移关系,利用虚功原理推导了做大范围运动带柔性附件航天机构的完整非线性动力学模型,所构建的模型包含了非线性几何变形及附加非线性项。针对线性和非线性模型,相应开展了大范围运动航天机构刚柔耦合数值分析。结果表明,随着转速增大,线性与非线性模型动力学特性产生根本差异,指出线性模型忽略了非线性耦合项的不足,而非线性模型可精确地预测大范围运动带柔性附件航天机构动力学行为。结论对航天机构定向和跟踪操作的动力学与控制具有重要的理论价值及工程实际意义。 相似文献
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对带挠性附件三轴稳定卫星姿态动力学状态空间模型建立进行了研究。用混合坐标法建立带挠性附件的卫星的动力学方程,对挠性体的高阶模态作截断处理以简化模型。用小角度近似获得了以姿态角表示的刚体卫星线性化姿态动力学方程,给出了卫星姿态动力学方程状态空间方程,将卫星的挠性附件振动耦合作用作为一种外部干扰力矩叠加到线性方程中,建立了完整的带挠性附件三轴卫星姿态动力学方程的状态空间模型。以某带单翼太阳电池板的卫星作为算例,设计了基于状态空间模型的控制器,结果表明基于状态空间模型设计的高阶线性控制器能对具非线性时变特性的卫星进行有效控制,对帆板等挠性附件的振动有主动抑制功能。 相似文献
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针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。 相似文献
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对含有板类柔性附件和曲壁轴对称充液储腔的复杂航天器系统进行动力学建模和耦合机理研究。首先,采用Kirchhoff-Love薄板理论对航天器的板类柔性附件进行研究,通过D’Alembert原理得到柔性附件的振动方程,运用模态假设法将混合方程转换为常微分方程。其次,通过推导充液航天器储腔内任意点的运动,得到储腔液体的牵连速度势函数,采用Gauss超几何级数得到液体相对速度势函数的解析形式,通过Hamilton变分原理推导液体晃动的运动方程,以及液体速度势函数模态系数的控制方程。最后采用准坐标Lagrange方程得到耦合航天器系统的状态方程,通过数值仿真校验系统动力学模型的有效性。研究结果表明,刚性平台、液体、柔性附件的相互耦合效应使得航天器系统存在复杂动力学行为,在复杂航天器系统动力学建模过程中需要充分考虑液体晃动和柔性附件振动的影响,柔性附件的安装位置对于耦合航天器系统的动力学行为也有着重要影响。 相似文献
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可变构型复合柔性结构航天器动力学建模研究 总被引:2,自引:0,他引:2
针对中心刚体加复合柔性结构类航天器采用混合坐标法和子结构模态综合法,建立了可变构型复合柔性结构航天器低阶动力学模型。获得的柔性动力学方程及其各类耦合系数矩阵,适用于全星级可变构型系统和部件级复合柔性附件系统的控制系统设计与仿真,该模型具有阶数低和工程实用的特点。 相似文献